CN114275197B - 一种sma丝触发的卫星锁紧分离装置及其工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置及其工作方法，锁紧分离装置包括锁紧释放机构、卫星底板、弹射分离机构和运载安装平台，四组锁紧释放机构安装在运载安装平台的四周，弹射分离机构安装在运载安装平台的中心处，锁紧状态下，四组锁紧释放机构同时锁紧卫星底板，弹射分离机构未作动，弹射分离机构的弹射推杆顶端与卫星底板下表面接触，分离时，四组锁紧释放机构的解锁SMA丝通电后收缩解锁对加载杆的约束，四组锁紧释放机构的加载杆同步作动实现解锁卫星底板，弹射分离机构的分离SMA丝通电收缩带动弹射推杆推动卫星底板实现卫星弹射分离。本发明具有大承载、低冲击、分离迅速、可重复试验的特点，满足空间应用要求。

Description

一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置及其工作方法

技术领域

本发明属于空间非火工连接分离技术领域，尤其是涉及一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置及其工作方法。

背景技术

面对航天任务逐渐呈现出的多样化的趋势，研制出满足要求的锁紧分离机构是保证运载、深空探测、非合作目标抓取、在轨服务等空间任务实施的重要基础。锁紧分离机构的主要功能是保证在设备发射或者运行过程中，能够实现载荷(主要是卫星)与运载平台之间可靠的锁紧；当航天器处于发射入轨或返回地球过程中，系统发出触发指令，实现载荷从运载平台有效地分离。传统的火工锁紧分离机构具有承载力大、分离可靠、能量储备大、响应迅速等优点，但其缺点非常突出，例如冲击大，影响卫星分离姿态；单次触发，不可重复试验；污染严重，容易对其他元件产生危害等。因此，研制出一种高承载、低冲击、响应迅速、可重复进行地面验证的非火工锁紧分离机构成为一项迫切的任务。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置及其工作方法，具有大承载、低冲击、分离迅速、可重复试验的特点，满足空间应用要求。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，包括锁紧释放机构、卫星底板、弹射分离机构和运载安装平台，所述的卫星底板设置在运载安装平台的正上方，所述的锁紧释放机构共设置四组，且均匀安装在所述的运载安装平台的四周，所述的弹射分离机构安装在运载安装平台的中心处，锁紧状态下，四组所述的锁紧释放机构同时锁紧卫星底板，所述的弹射分离机构未作动，弹射分离机构的弹射推杆顶端与卫星底板下表面接触，分离时，四组锁紧释放机构的解锁SMA丝通电后收缩解锁对加载杆的约束，四组锁紧释放机构的加载杆同步作动实现解锁卫星底板，弹射分离机构的分离SMA丝通电收缩解除对弹射推杆的约束，弹射推杆推动卫星底板实现卫星弹射分离。

进一步的，所述锁紧释放机构还包括卫星锁紧座、加载螺母、解锁弹簧、加载杆、锁紧球、外部限位套、下部锁紧座、解锁SMA丝限位销、解锁SMA丝导引座和解锁SMA丝支架，所述卫星锁紧座与卫星底板固连，所述下部锁紧座与运载安装平台固连，所述加载杆的上端伸入卫星锁紧座内，并通过在加载杆的上部配合加载螺母预紧，加载杆的下端伸入下部锁紧座内，在下部锁紧座的外部套设外部限位套，在加载杆上开设有容纳锁紧球的凹槽，在下部锁紧座上部设有连通凹槽与外部限位套的容纳空间的通孔，在卫星锁紧座与外部限位套的上端之间设置解锁弹簧；

解锁SMA丝的一端安装在固定于运载安装平台的解锁SMA丝支架上，另一端穿过解锁SMA丝导引座后安装在解锁SMA丝限位销上；

锁紧状态下，所述解锁SMA丝限位销依次穿过外部限位套和下部锁紧座对外部限位套限位，外部限位套将锁紧球保持在下部锁紧座的通孔中，并卡在加载杆的凹槽内限制加载杆的轴向运动，此时解锁弹簧处于压缩状态，分离时，解锁SMA丝通电收缩使解锁SMA丝限位销拔出，解除对外部限位套的限制，外部限位套在解锁弹簧的作用下向下运动，释放对锁紧球的约束，锁紧球向外移动解除对加载杆的约束。

进一步的，每个锁紧释放机构中设置有三个锁紧球，且三个锁紧球绕加载杆轴线均匀布置。

进一步的，在加载螺母与卫星锁紧座之间的加载杆上设有球垫。

进一步的，所述弹射分离机构还包括弹射座、弹射弹簧、弹射堵盖、分离SMA丝限位销、分离SMA丝导引座和分离SMA丝支架，所述弹射座安装在运载安装平台的中心位置，所述弹射堵盖设置在弹射座的内部底部，所述弹射推杆设置在弹射座内，且弹射推杆的顶端伸出弹簧座顶端布置，在弹射座与弹射堵盖之间设置弹射弹簧，分离SMA丝一端安装在固定于运载安装平台的分离SMA丝支架上，另一端穿过分离SMA丝导引座后安装在分离SMA丝限位销上；

锁紧状态下，所述分离SMA丝限位销依次穿过弹射座的侧壁和弹射推杆对弹射推杆限位，弹射弹簧在弹射推杆和弹射堵盖的作用下处于压缩状态，弹射推杆对对卫星底板无作用力，分离时，分离SMA丝通电缩短，将分离SMA丝限位销拔出，弹射弹簧作动推动弹射推杆推动卫星底板实现弹射动作。

进一步的，弹射推杆为内部中空结构，且在内部设有压缩弹射弹簧的台阶。

进一步的，在弹射推杆的外部设有限位台阶，在所述弹射座顶部有与限位台阶配合的限位结构。

进一步的，在所述弹射分离机构两侧各安装一个运载分离检测器，所述运载分离检测器用于实现分离信号反馈至运载安装平台。

进一步的，所述解锁SMA丝和分离SMA丝在初始状态下均处于预拉伸状态。

一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置的工作方法，具体包括以下步骤：

锁紧状态下，锁紧释放机构中的解锁SMA丝限位销穿过外部限位套和下部锁紧座限制了外部限位套的轴向运动，外部限位套将锁紧球保持在下部锁紧座的通孔中，并卡在加载杆的凹槽内限制了加载杆的轴向运动，实现卫星锁紧座和下部锁紧座的锁紧，此时解锁弹簧处于压缩状态；

弹射分离机构中的分离SMA丝限位销穿过弹射座和弹射推杆上的孔，将弹射推杆轴向限位，弹射弹簧在弹射推杆和弹射堵盖的作用下处于压缩状态，此时弹射分离机构对卫星底板没有作用力；

分离过程：所述锁紧分离装置接收到分离信号，先对对锁紧释放机构中解锁SMA丝通电使其收缩，解锁SMA丝限位销拔出，解除对外部限位套的限制，外部限位套在解锁弹簧的作用下向下运动，释放对锁紧球的约束，锁紧球由于加载杆上的预紧力作用向外移动，最终解除对加载杆的约束，实现锁紧释放机构的解锁动作，然后对弹射分离机构中的分离SMA丝通电收缩并将分离SMA丝限位销拔出，弹射弹簧作动，推动弹射推杆，进而推动卫星实现弹射动作。

相对于现有技术，本发明所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置及其工作方法具有以下优势：

1、在锁紧方式上，本发明采用采用加载杆-锁紧球组合承载的方式，预紧力可以通过加载螺母进行调整。

2、在触发方式上，相对于已有的火工分离机构，本发明采用SMA丝触发，占用体积小、响应迅速、输出力大、消耗功率小、冲击量级小，且能在地面实现重复试验。

3、在弹射方式上，当四个锁紧释放机构作动完成后，卫星完成解锁动作，然后弹射分离机构由于设计的时序性进行后续动作，即将解锁动作与分离动作解耦，使分离过程安全可控；且加载杆、弹射推杆、弹射座等元件能够实现导向作用，保证了卫星分离姿态不受干扰。

4、本发明实现分离后，已完成功能的SMA丝、弹射弹簧、弹射推杆等触发和作动元件均保留在运载安装平台上，不会产生废弃物，也不会对影响卫星后续的工作。

5、在分离控制上，当完成分离功能时，运载分离检测器将分离信号反馈至运载安装平台，便于地面系统进行后续操作。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置的锁紧状态的结构示意图；

图2为本发明实施例所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置的锁紧状态正视图；

图3为图2的A-A剖视图；

图4为本发明所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置中锁紧释放机构的触发前状态示意图；

图5为图4的B-B剖视图；

图6为本发明所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置中弹射分离机构的触发前状态示意图。

附图标记说明：

1、锁紧释放机构；101、卫星锁紧座；102、加载螺母；103、球垫；104、解锁弹簧；105、加载杆；106、锁紧球；107、外部限位套；108、下部锁紧座；109、解锁SMA丝；110、解锁SMA丝限位销；111、解锁SMA丝导引座；112、解锁SMA丝支架；2、卫星底板；3、弹射分离机构；301、弹射推杆；302、弹射座；303、弹射弹簧；304、弹射堵盖；305、分离SMA丝；306、分离SMA丝限位销；307、分离SMA丝导引座；308、分离SMA丝支架；309、运载分离检测器；4、运载安装平台。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图1-图6所示，一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，包括锁紧释放机构1、卫星底板2、弹射分离机构3和运载安装平台4，所述的卫星底板2设置在运载安装平台4的正上方，所述的锁紧释放机构1共设置四组，且均匀安装在所述的运载安装平台4的四周，所述的弹射分离机构3安装在运载安装平台4的中心处，锁紧状态下，四组所述的锁紧释放机构1同时锁紧卫星底板2，并能够承受发射过程中的载荷和振动冲击，所述的弹射分离机构3未作动，弹射分离机构3的弹射推杆301顶端与卫星底板2下表面接触，分离时，四组锁紧释放机构1的解锁SMA丝109通电后收缩解锁对加载杆105的约束，四组锁紧释放机构1的加载杆105同步作动实现解锁卫星底板2，弹射分离机构3的分离SMA丝305通电收缩解除对弹射推杆301的约束，弹射推杆301推动卫星底板2实现卫星弹射分离，卫星以一定的速度及姿态弹射分离出去，弹射时弹射分离装置3及锁紧释放装置1中均含有导向作用，满足卫星姿态要求。

所述锁紧释放机构1还包括卫星锁紧座101、加载螺母102、解锁弹簧104、加载杆105、锁紧球106、外部限位套107、下部锁紧座108、解锁SMA丝限位销110、解锁SMA丝导引座111和解锁SMA丝支架112，所述卫星锁紧座101与卫星底板2固连，所述下部锁紧座108与运载安装平台4固连，所述加载杆105的上端伸入卫星锁紧座101内，并通过在加载杆105的上部配合加载螺母102预紧，加载杆105的下端伸入下部锁紧座108内，在下部锁紧座108的外部套设外部限位套107，在加载杆105上开设有容纳锁紧球106的凹槽，在下部锁紧座108上部设有连通凹槽与外部限位套107的容纳空间的通孔，在卫星锁紧座101与外部限位套107的上端之间设置解锁弹簧104；解锁SMA丝109的一端安装在固定于运载安装平台4的解锁SMA丝支架112上，另一端穿过解锁SMA丝导引座111后安装在解锁SMA丝限位销110上；

锁紧状态下，所述解锁SMA丝限位销110依次穿过外部限位套107和下部锁紧座108对外部限位套107限位，外部限位套107将锁紧球106保持在下部锁紧座108的通孔中，并卡在加载杆105的凹槽内限制加载杆105的轴向运动，此时解锁弹簧104处于压缩状态，分离时，解锁SMA丝109通电收缩使解锁SMA丝限位销110拔出，解除对外部限位套107的限制，外部限位套107在解锁弹簧104的作用下向下运动，释放对锁紧球106的约束，锁紧球106向外移动解除对加载杆105的约束。

每个锁紧释放机构1中设置有三个锁紧球106，且三个锁紧球106绕加载杆105轴线均匀布置，如此布置受力均匀。在加载螺母102与卫星锁紧座101之间的加载杆105上设有球垫103，球垫103用于自动调整位置使受力均匀，可以容许一定的位姿偏差。

所述弹射分离机构3还包括弹射座302、弹射弹簧303、弹射堵盖304、分离SMA丝限位销306、分离SMA丝导引座307和分离SMA丝支架308，所述弹射座302安装在运载安装平台4的中心位置，所述弹射堵盖304设置在弹射座302的内部底部，所述弹射推杆301设置在弹射座302内，且弹射推杆301的顶端伸出弹簧座顶端布置，在弹射座302与弹射堵盖304之间设置弹射弹簧303，分离SMA丝305一端安装在固定于运载安装平台4的分离SMA丝支架308上，另一端穿过分离SMA丝导引座307后安装在分离SMA丝限位销306上；

锁紧状态下，所述分离SMA丝限位销306依次穿过弹射座302的侧壁和弹射推杆对弹射推杆限位，弹射弹簧303在弹射推杆301和弹射堵盖304的作用下处于压缩状态，弹射推杆对对卫星底板2无作用力，分离时，分离SMA丝305通电缩短，将分离SMA丝限位销306拔出，弹射弹簧303作动推动弹射推杆推动卫星底板2实现弹射动作。

弹簧推杆301和弹射座302对卫星的分离起导向作用；弹射推杆301为内部中空结构，且在内部设有压缩弹射弹簧303的台阶，初始时通过台阶将弹射弹簧303压缩在弹簧推杆301和弹射堵盖304之间。

在弹射推杆301的外部设有限位台阶，在所述弹射座302顶部有与限位台阶配合的限位结构，防止弹簧推杆301超过运动行程。

在所述弹射分离机构3两侧各安装一个运载分离检测器309，所述运载分离检测器用于实现分离信号反馈至运载安装平台4。运载分离检测器309包括压力传感器等电学器件，属于现有结构，在此不再赘述具体结构及工作原理；所述解锁SMA丝109和分离SMA丝305在初始状态即锁紧状态下均处于预拉伸状态。

一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置的工作方法，具体包括以下步骤：

锁紧状态下，锁紧释放机构1中的解锁SMA丝限位销110穿过外部限位套107和下部锁紧座108限制外部限位套107的轴向运动，外部限位套107将锁紧球106保持在下部锁紧座108的通孔中，并卡在加载杆105的凹槽内限制了加载杆105的轴向运动，实现卫星锁紧座101和下部锁紧座108的锁紧，此时解锁弹簧104处于压缩状态；

弹射分离机构3中的分离SMA丝限位销306穿过弹射座302和弹射推杆301上的孔，将弹射推杆301轴向限位，弹射弹簧303在弹射推杆301和弹射堵盖304的作用下处于压缩状态，此时弹射分离机构3对卫星底板2没有作用力；

分离过程：所述锁紧分离装置接收到分离信号，先对对锁紧释放机构1中解锁SMA丝109通电使其收缩，解锁SMA丝限位销110拔出，解除对外部限位套107的限制，外部限位套107在解锁弹簧104的作用下向下运动，释放对锁紧球106的约束，锁紧球106由于加载杆105上的预紧力作用向外移动，最终解除对加载杆105的约束，实现锁紧释放机构1的解锁动作，然后对弹射分离机构3中的分离SMA丝305通电收缩并将分离SMA丝限位销306拔出，弹射弹簧303作动，推动弹射推杆301，进而推动卫星实现弹射动作，加载杆105在弹射过程中可起到导向作用。

实现分离后，已完成功能的解锁SMA丝109、分离SMA丝305和弹射弹簧303等触发、作动元件均保留在运载安装平台4上，不会产生废弃物，也不会对卫星的运动状态产生干扰。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，其特征在于：包括锁紧释放机构(1)、卫星底板(2)、弹射分离机构(3)和运载安装平台(4)，所述的卫星底板(2)设置在运载安装平台(4)的正上方，所述的锁紧释放机构(1)共设置四组，且均匀安装在所述的运载安装平台(4)的四周，所述的弹射分离机构(3)安装在运载安装平台(4)的中心处，锁紧状态下，四组所述的锁紧释放机构(1)同时锁紧卫星底板(2)，所述的弹射分离机构(3)未作动，弹射分离机构(3)的弹射推杆(301)顶端与卫星底板(2)下表面接触，分离时，四组锁紧释放机构(1)的解锁SMA丝(109)通电后收缩解锁对加载杆(105)的约束，四组锁紧释放机构(1)的加载杆(105)同步作动实现解锁卫星底板(2)，弹射分离机构(3)的分离SMA丝(305)通电收缩，解除对弹射推杆(301)的约束，弹射推杆(301)推动卫星底板(2)实现卫星弹射分离；

所述锁紧释放机构(1)还包括卫星锁紧座(101)、加载螺母(102)、解锁弹簧(104)、加载杆(105)、锁紧球(106)、外部限位套(107)、下部锁紧座(108)、解锁SMA丝限位销(110)、解锁SMA丝导引座(111)和解锁SMA丝支架(112)，所述卫星锁紧座(101)与卫星底板(2)固连，所述下部锁紧座(108)与运载安装平台(4)固连，所述加载杆(105)的上端伸入卫星锁紧座(101)内，并通过在加载杆(105)的上部配合加载螺母(102)预紧，加载杆(105)的下端伸入下部锁紧座(108)内，在下部锁紧座(108)的外部套设外部限位套(107)，在加载杆(105)上开设有容纳锁紧球(106)的凹槽，在下部锁紧座(108)上部设有连通凹槽与外部限位套(107)的容纳空间的通孔，在卫星锁紧座(101)与外部限位套(107)的上端之间设置解锁弹簧(104)；解锁SMA丝(109)的一端安装在固定于运载安装平台(4)的解锁SMA丝支架(112)上，另一端穿过解锁SMA丝导引座(111)后安装在解锁SMA丝限位销(110)上；

锁紧状态下，所述解锁SMA丝限位销(110)依次穿过外部限位套(107)和下部锁紧座(108)对外部限位套(107)限位，外部限位套(107)将锁紧球(106)保持在下部锁紧座(108)的通孔中，并卡在加载杆(105)的凹槽内限制加载杆(105)的轴向运动，此时解锁弹簧(104)处于压缩状态，分离时，解锁SMA丝(109)通电收缩使解锁SMA丝限位销(110)拔出，解除对外部限位套(107)的限制，外部限位套(107)在解锁弹簧(104)的作用下向下运动，释放对锁紧球(106)的约束，锁紧球(106)向外移动解除对加载杆(105)的约束。

2.根据权利要求1所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，其特征在于：每个锁紧释放机构(1)中设置有三个锁紧球(106)，且三个锁紧球(106)绕加载杆(105)轴线均匀布置。

3.根据权利要求1所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，其特征在于：在加载螺母(102)与卫星锁紧座(101)之间的加载杆(105)上设有球垫(103)。

4.根据权利要求1所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，其特征在于：所述弹射分离机构(3)还包括弹射座(302)、弹射弹簧(303)、弹射堵盖(304)、分离SMA丝限位销(306)、分离SMA丝导引座(307)和分离SMA丝支架(308)，所述弹射座(302)安装在运载安装平台(4)的中心位置，所述弹射堵盖(304)设置在弹射座(302)的内部底部，所述弹射推杆(301)设置在弹射座(302)内，且弹射推杆(301)的顶端伸出弹簧座顶端布置，在弹射座(302)与弹射堵盖(304)之间设置弹射弹簧(303)，分离SMA丝(305)一端安装在固定于运载安装平台(4)的分离SMA丝支架(308)上，另一端穿过分离SMA丝导引座(307)后安装在分离SMA丝限位销(306)上；

锁紧状态下，所述分离SMA丝限位销(306)依次穿过弹射座(302)的侧壁和弹射推杆对弹射推杆限位，弹射弹簧(303)在弹射推杆(301)和弹射堵盖(304)的作用下处于压缩状态，弹射推杆对对卫星底板(2)无作用力，分离时，分离SMA丝(305)通电缩短，将分离SMA丝限位销(306)拔出，弹射弹簧(303)作动推动弹射推杆推动卫星底板(2)实现弹射动作。

5.根据权利要求4所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，其特征在于：弹射推杆(301)为内部中空结构，且在内部设有压缩弹射弹簧(303)的台阶。

6.根据权利要求5所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，其特征在于：在弹射推杆(301)的外部设有限位台阶，在所述弹射座(302)顶部有与限位台阶配合的限位结构。

7.根据权利要求1所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，其特征在于：在所述弹射分离机构(3)两侧各安装一个运载分离检测器(309)，所述运载分离检测器用于实现分离信号反馈至运载安装平台(4)。

8.根据权利要求1所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置，其特征在于：所述解锁SMA丝(109)和分离SMA丝(305)在初始状态下均处于预拉伸状态。

9.根据权利要求4所述的一种SMA丝触发的卫星锁紧分离装置的工作方法，其特征在于：具体包括以下步骤：

锁紧状态下，锁紧释放机构(1)中的解锁SMA丝限位销(110)穿过外部限位套(107)和下部锁紧座(108)限制外部限位套(107)的轴向运动，外部限位套(107)将锁紧球(106)保持在下部锁紧座(108)的通孔中，并卡在加载杆(105)的凹槽内限制了加载杆(105)的轴向运动，实现卫星锁紧座(101)和下部锁紧座(108)的锁紧，此时解锁弹簧(104)处于压缩状态；

弹射分离机构(3)中的分离SMA丝限位销(306)穿过弹射座(302)和弹射推杆(301)上的孔，将弹射推杆(301)轴向限位，弹射弹簧(303)在弹射推杆(301)和弹射堵盖(304)的作用下处于压缩状态，此时弹射分离机构(3)对卫星底板(2)没有作用力；

分离过程：所述锁紧分离装置接收到分离信号，先对对锁紧释放机构(1)中解锁SMA丝(109)通电使其收缩，解锁SMA丝限位销(110)拔出，解除对外部限位套(107)的限制，外部限位套(107)在解锁弹簧(104)的作用下向下运动，释放对锁紧球(106)的约束，锁紧球(106)由于加载杆(105)上的预紧力作用向外移动，最终解除对加载杆(105)的约束，实现锁紧释放机构(1)的解锁动作，然后对弹射分离机构(3)中的分离SMA丝(305)通电收缩并将分离SMA丝限位销(306)拔出，弹射弹簧(303)作动，推动弹射推杆(301)，进而推动卫星实现弹射动作。

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